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長征三號運載火箭（代號CZ-3；英文全稱Long March-3，縮寫LM-3）由中國運載火箭技術研究院研制。長征三號是三級液體火箭，全長44.56米，起飛質量204噸。主要由一子級、二子級、三子級和衛星整流罩等箭體結構及箭上的推進系統、控制系統、遙測系統、外測安全系統、滑行段推進劑管理與姿態控制系統等組成。

該系列火箭的基本型號長征三號，是以長征二號為原型，增加采用氫氧推進劑的三子級而成的三級液體運載火箭。以長征三號型號為藍本，通過加長貯箱、捆綁助推器等方式，先后衍生出長征三號甲、長征三號乙、長征三號丙，構成長征三號甲系列運載火箭家族。

1984年1月29日，長征三號首飛失利。1984年4月8日，長征三號第二次發射成功。長征三號是為了完善中國的通信系統建設研制的，其搭載的東方紅二號衛星發射成功，實現了覆蓋全國的信號傳輸，改變了邊遠地區通信落后的狀況。中國從此告別了只能租用外國衛星看電視、聽廣播的歷史，開始了獨立自主研制、發射通信衛星的時代。

1994年2月8日，長征三號甲運載火箭在西昌衛星發射中心首次發射獲得成功，將實踐四號科學實驗衛星和一顆模擬衛星送入預定軌道，大幅提升了中國地球同步軌道衛星的運載能力。1997年8月20日，長征三號乙運載火箭第二次發射取得圓滿成功，促進了中國航天技術的發展，進一步開拓了國際航天商業發射市場。2008年4月25日，長征三號丙運載火箭首次發射取得成功，標志著中國運載火箭能力真正形成了系列化。

發展歷史

研發背景

20世紀70年代中期，為了完善中國的通信系統建設，促進航天與電子技術的發展，中國決定實施衛星通信工程。長征三號運載火箭作為此工程的重要組成部分之一，于1975年3月經國務院批準立項。

研制歷程

1975年3月，長征三號運載火箭正式立項。

1976年8月，長征三號正式決定采用低溫三子級二次啟動方案。

1977年10月，國防科委、七機部召開會議，決定運載火箭研究院負責長征三號火箭的總體設計及第三級火箭的研制。上海機電二局負責一、二級火箭及大部分儀器的研制

1978年9月12日，氫氧火箭發動機首次50秒短程試車獲得成功，1979年的9月12日，首次進行二次啟動試車又獲得成功，氫氧發動機共進行了130次試車，累計時間32000秒，液氫液氧發動機研制成功。

1980年12月，長征三號三級低溫貯箱成功地進行了聯合試驗，證明貯箱符合設計要求。液氫、液氧低溫推進劑貯箱研究歷時三年，先后進行29項250多次試驗，獲得近兩千個數據，確定了絕熱材料的配方和加工工藝。

技術攻關

低溫技術在材料工藝上的應用

低溫推進劑，指液氫和液氧。氫氣有“一低四小”的特點：沸點低（-253℃），密度小，導熱系數小，表面張力小和粘滯系數小。氫、氧均為易燃易爆成分。上述特點給低溫推進劑的生產、貯存、運輸和應用都帶來一系列問題。首先，很多金屬材料在低溫下的力學性能和物理性質都會發生顯著改變。其次，液氫貯箱的保溫絕熱問題十分突出，如果液氫急劇蒸發，會導致貯箱壓力快速升高并導致爆炸。最后，在低溫推進劑加注時，由于溫度急劇下降，管路中的空氣會變成固體顆粒。這些顆粒在發動機工作時，一旦摩擦起火將引發整個系統的爆炸。

1976年秋-1980年底，北京、蘭州市的多個科研單位聯合開展對多種金屬、非金屬材料低溫力學和物理性能的實測工作，選定經過火和人工時效的LD10鋁銅合金作為氫、氧貯箱材料。

1976年底，啟動絕熱系統方案論證。通過絕熱工藝、蒸發量和冷沖擊試驗，確定外絕熱結構（在貯箱外表面噴涂聚氨酯泡沫為主的復合材料）方案的工藝和原料配方。截至1981年8月完成貯箱低溫綜合試驗時，已先后進行29項、249次各類試驗。為長征三號研制打下重要基礎。

突破氫氧發動機技術

1965年3月，液態火箭發動機研究所啟動氫氧發動機預先研究工作。1971年1月，成功進行首次氫氧發動機燃燒試驗。1974年3月，中國首臺液氫泵半系統試驗獲得成功。截至1979年5月，氫氧發動機已進行多次試車，驗證了方案可行性。當年9月，氫氧發動機首次額定工作時間的二次啟動試車獲得成功。至1983年3月，先后試車100余次，累計工作時長3萬多秒。在此過程中，研制人員先后解決高速軸承強度不足、氫氣泄露起火、燃氣發生器燒穿、渦輪泵共振和發動機縮火等問題，成功掌握氫氧發動機技術。

解決縱向耦合振動（POGO）問題

長征三號的箭體結構較之于之前的型號更長更重，縱向頻率降低且與推進劑輸送系統接近，容易誘發POGO。通過排水管水力試驗、試車臺加激振水試驗和介質試驗以及不加激振的發動機熱試車。提出在一、二子級氧化劑系統加裝泵前蓄壓器的方案，經飛行試驗驗證效果良好。

低頻振動環境管理

長征三號的細長比大，低頻振動問題突出。自1978年3月開始，對以下三個項目展開重點研究。1.陀螺平臺的低頻減振。上海儀表廠歷時17個月，研制出沖擊位移小、吸收沖擊效果好的新型減振器。2.儀器設備低頻環境的改善。采用復合材料組成的約束阻尼結構，改善了儀器艙的低頻振動環境。3.推進劑輸送系統自振頻率控制。

首次發射

1983年10月，執行首次軌道飛行試驗任務的兩發長征三號火箭出廠，通過鐵路運抵西昌衛星發射中心。火箭在技術陣地經過35天的各項檢查和測試，轉入發射陣地。幾次總檢查和全區發射合練均正常進行，首飛時間定于1984年1月26日。

發射當天，當一、二子級常溫推進劑和三子級液態氧加注完畢后，發現火箭的穩定系統偏航通道放大系統有問題。由于發射窗口限制，留給地面人員的排故時間只有90分鐘。經過評估，決定推遲發射。此后，火箭陸續完成液氫泄出、星箭分解等步驟，于次日下午完成慣性平臺更換。

1984年1月29日，長征三號首飛。因三子級二次點火時間未達到預定要求，衛星未進入預定軌道，而是進入一個高度為400千米的近圓形停泊軌道。按照試驗大綱第二預案，長征三號首次發射只取得了部分成功。

再次發射

1984年4月8日，長征三號運載火箭再次發射，成功地將東方紅二號試驗通信衛星發射到地球同步轉移軌道，然后經過8天的測控，按預定程序調姿漂移，4月16日衛星定點于東經125度赤道上空，并成功進行了通信、廣播和電視傳輸。

技術特點

總體設計

長征三號是一種三級液體火箭，由一子級、二子級、三子級和衛星整流罩等箭體結構及箭上的推進系統、控制系統、遙測系統、外測安全系統、滑行段推進劑管理與姿態控制系統等組成。

箭體結構一方面承受載荷一方面又起著支承各個系統的作用，將它們連成一個整體。控制系統、遙測系統和外測安全系統的儀器主要安裝在儀器艙內，也有少部分儀器根據需要分布于尾段或箱間段。

箭體結構

長征三號火箭的結構包括一子級、二子級、三子級和整流罩。主要結構材料是 LD10鋁合金。

一子級箭體

長征三號一子級結構由尾翼、尾段、后過渡段、燃料箱、箱間段、氧化劑箱、級間段和導管、閥門等組成。后過渡段、燃料箱、箱間段、氧化劑箱以及導管、閥門等均與長征二號系列運載火箭丙的相應部分相同。

級間段

級間段包括筒段與桿系結構兩部分。桿系由24根斜桿和上、下對接框組成。長征三號的斜桿比長征二號丙的少8根，相對來說其抗扭剛度高了，但減弱了抗彎曲能力。

氧化劑箱和燃燒劑箱

氧化劑箱和燃燒劑箱均為承力式貯箱。除燃燒劑箱后底外，形狀基本相同，均由橢球形箱底（燃燒劑箱后底半錐角為50°的錐形底)、箱筒段，前后短殼及箱內防晃板、防旋器、增壓溢出管等組成。

箱間段

氧化劑箱和燃燒劑箱之間的承力殼段，是以桁條為框架，鉚接蒙皮而成的圓柱形殼體。殼體上開有設備檢查窗。

后過渡段

位于尾段和燃料箱之間的過渡殼段。飛行階段，承受發動機架傳來的集中力；地面階段，起到4個發射支點集中力的過渡和擴散作用。由4塊高強鋁合金整體加強肋化銑壁板焊接而成。

尾翼

尾翼平面為直角梯形，翼根弦長2.2米，翼展1.4米，變厚度楔形雙梁蜂窩夾芯結構。

尾段

以桁條為框架，鉚接蒙皮而成的圓柱形殼體。底部有玻璃鋼防熱板和硅橡膠防熱軟裙。為提高火箭飛行穩定性，長征三號/三號甲因增加四個尾翼修改了相應結構，將發射指點由長征二號丙的尾段上方，改為尾段下端。通過在尾段殼體表面設置8根大梁，與尾段上端4個前接頭和下端4個支撐塊，構成完整的承、傳力結構。

二子級箭體

二子級結構由燃料箱、箱間段、氧化劑箱、級間段及導管、閥門等組成。其中燃料箱、箱間段和氧化劑箱的結構與長征二號系列運載火箭丙相應部分相同。

級間段

二子級的級間段是截錐形的半硬殼式結構，外表面粘貼了一層301軟木防熱層。它既是連接二、三子級的承力結構，又是三子級的發動機艙。

氧化劑箱和燃燒劑箱

形狀基本相同，都是薄殼承力結構。由箱筒段、橢球形箱底和前后短殼以及箱內防晃板、防旋器、增壓溢出管等組成。為隔絕三子級低溫推進劑對氧化劑箱的影響，在其前底加裝絕熱帽。

箱間段

結構形式以及外形尺寸與一子級箱間段相同。殼體內璧裝有多個遙測、外測系統儀器，殼體上開有設備檢查窗。

三子級箭體

三子級結構由轉接錐、有效載荷支架、儀器艙、共底絕熱貯箱及閥門、導管等組成。

轉接錐

長征三號的轉接錐有 A、B 兩種型號。A 型用于發射國內衛星，錐高680毫米，與衛星接口尺寸為Φ872毫米；B 型用于發射外國制造的衛星，錐高300毫米，與衛星的接口尺寸是國際上通用的標準接口Φ937毫米。兩種型號的轉接錐下對接框都是與有效載荷支架相連，對接尺寸為 Φ1036毫米。上對接框通過包帶與衛星的對接框相連。

有效載荷支架

有效載荷支架是截錐形殼體，鋁蜂窩夾芯結構。高度為740毫米，下端框與儀器艙相連。由于慣性平臺安裝在殼體內部，殼體上開有160毫米×160毫米的方孔，便在發射時通過它以及在整流罩倒錐段開的透明艙口使發射場的瞄準設備與慣性平臺上的棱鏡通視，以瞄準射向。

儀器艙

儀器艙位于貯箱上端，與衛星、轉接錐和有效載荷支架一起，被罩在整流罩之內。儀器艙由截錐形殼體、環形盤、井字梁和支撐桿組成。其中，截錐形殼體采用蜂窩鋁結構；環形盤采用約束阻尼復合板，為提高剛度并減輕結構質量，沖有若干減輕孔；井字梁以工字鋼構成，具有很高的強度和剛度。儀器艙和氫氣箱之間有一層隔離膜，防止氫氣進入艙內。

共底貯箱

三子級貯箱為共底貯箱，上箱貯存液氫，下箱貯存液態氧。貯箱外表面包覆絕熱層，導管也采取絕熱措施。液氧箱由后短殼、后底、圓筒段和共底組成。液氧輸送口處裝有消漩器。圓筒段為化銑網格結構，筒內裝了環形防晃板，以抑制液氧的晃動。此外箱內還裝有測量液位和溫度的傳感器。液氫箱由共底、圓筒段、前底和前短殼組成。圓筒段由4個筒形殼段組焊而成。筒內分三層共裝，有6塊扇形防晃板及一個環形防晃框，用以抑制晃動，還裝有破壞液氫溫度分層的環形結構。整個貯箱外表面噴涂聚氨酯泡沫為主體的多層絕熱結構。

整流罩

整流罩的作用是保護有效載荷不受氣動力和氣動熱的破壞，并使衛星處于潔凈環境之中。由玻璃鋼端頭、非金屬蜂窩雙錐段（采用透波材料）、金屬蜂窩的圓筒段和化銑倒錐段組成，成品為獨立半罩結構，由爆炸栓連接成整體，由罩內分離彈簧提供分離力。

推進系統

長征三號的推進系統由一、二、三子級的推進系統組成。推進系統由火箭發動機和增壓輸送系統組成。長征三號的一子級、二子級推進系統基本與長征二號系列運載火箭丙一致。

一子級推進系統

一子級發動機 YF系列火箭發動機21B（前10發長征三號采用YF-21）由4臺獨立的單機YF-20通過機架并聯組成，每臺單機可作切向擺動以提供火箭的控制力矩，最大擺角±10°。四臺發動機由共用的推進劑貯箱和通過各自管路活門進行輸送。貯箱采用四氧化二氮蒸發器（氧化劑系統）/降溫器（燃燒劑系統）自生增壓方案，保證發動機正常工作所需的泵口壓力。

二子級推進系統

二子級發動機YF-24由主發動機和游動發動機組成。主發動機是一臺大推力火箭發動機，固定在機架中央；游動發動機是由共泵的4臺推力室通過機架組合而成，可作切向±60°的擺動，提供火箭所需控制力矩。主發動機關機后，游機將繼續工作一段時間。主機的增壓系統和一級相同，游機無自生增壓，滑行段增壓由主機工作段增壓的氣體膨脹來保障。

主機的各系統和一級YF-20相同，游機主系統是由啟動活門(和主機共用)、泵節流圈、推力室及導管組成。游機副系統是由過濾網、汽蝕管、燃氣發生器、渦輪、排氣管、小噴管及導管等組成。

三子級推進系統

三子級推進系統由YF-73 氫氧發動機、輸送系統、增壓系統、推進劑管理系統和其它系統組成。

YF-73氫氧發動機是長征三號的三子級發動機。采用燃氣發生器循環系統，由一臺渦輪泵供應四臺推力室，液氫泵和液氧泵均為一級離心泵，渦輪為一級沖動式渦輪；發動機具備二次啟動能力，渦輪泵依靠氣瓶起動、推力室依靠發射藥點火器點火。

輸送系統包括液態氧系統和液氫系統兩部分，其主要功能是在發射準備時，在液氧箱的安全溢出閥門和液氫箱的放氣閥門打開的狀態下，通過加注閥門和加注液位指示器，分別對液氧箱和液氫箱進行加注（或泄出）；在飛行中則通過裝有漩渦消除器的貯箱出口和輸送管向發動機輸送液氧和氫氣。

增壓系統的功能是對液氧箱和液氫箱進行增壓。主要用于在發動機第一次程序預冷導致貯箱氣枕壓力下降和因自生增壓的氣體在滑行段溫度下降引起貯箱壓力降低的情況下補壓。

推進劑管理系統的動力部分是 FY-81無水發動機。FY-81發動機全部安裝在三子級發動機的機架上，工作時高壓氦氣通過減壓器擠壓無水肼貯箱內的橡膠囊，使無水肼沖破貯箱出口處的破裂膜片，分別流至12個電磁閥的入口處。當電磁閥受控制系統的指令打開時，無水肼即進入噴管頭部，與那里的催化劑起反應，產生高溫氣體。氣體從噴管排出產生推力。

基于液氫、液態氧的低溫易爆特點，三子級上還設有排氣系統及吹除和氣封系統。排氣系統由液氧箱的安全溢出閥門、氫氣箱的放氣閥門和保險閥門以及相應的導管組成。吹除和氣封系統由脫拔插頭、導管和限流嘴組成。防止氫氣聚集和防止空氣及其中的水氣通過排氣管進入排氣閥門而導致閥門凍死。

制導系統

長征三號的制導系統采用平臺——計算機方案。但在不同飛行階段采用不同的制導方式：一子級采用射程關機，以控制落區范圍；二子級&三子級第一飛行段，均采用速度關機；三子級第二飛行段采用絕對定時啟動、半長軸關機，分別起到控制幅角和半長軸偏差的作用。末速修正采用視速度增量關機。

當火箭的正常關機出現故障時，采用下列保護措施：第一級用耗盡關機；第二級采用判別 X向加速度計輸出脈沖個數進行關機；第三級第一飛行段采用定時關機；第三級第二飛行段采用判別 Y 向加速度計脈沖個數進行關機；末速修正段采用定時關機。

姿態控制系統

姿態控制系統采用平臺速率陀螺網絡、搖擺發動機控制方案，由三軸穩定平臺、速率陀螺、變換放大器、開關放大器和伺服機

構等組成。

三軸穩定平臺感應箭體姿態角和由彈性振動引起的附加姿態角，俯仰通道還接受由計算機發出的俯仰程序指令。速率陀螺感應箭體姿態角速度和因箭體彈性振動引起的附加姿態角速度。變換放大器由檢波器、校正網絡和綜合放大器組成。檢波器將平臺和速率陀螺輸來的交流信號解調為直流信號，送至校正網絡進行整形和濾波，最后送至綜合放大器進行放大。伺服機構是姿態控制系統的執行元件。它帶動發動機偏擺，以產生控制力矩。

遙測系統

遙測系統采用兩種遙測設備：一子級裝一套硬回收磁記錄器（自第11發長征三號起取消該設備），二、三子級各裝一套大速變遙測設備。三子級還有一套P波段信標機，用于向地面站提供自動跟蹤信號。

外測安全系統

長征三號系列火箭將外測系統和安全系統合并。外側系統由無線電跟蹤和遙控安全兩部分組成。其中，無線電跟蹤系統由地面單脈沖雷達/連續波雷達和箭上應答機組成。實時向地面提供火箭實際飛行彈道和遙控安全判斷信息。當火箭偏離正常飛行狀態，危及地面安全時，地面指揮部門綜合遙測數據做出判斷，發出“自毀”指令將火箭炸毀在空中。安全系統由地面遙控雷達和箭上遙控安全指令接收機組成。有兩種自毀方式：一種即遙控安全自毀，另一種是箭上自主自毀。當火箭偏離正常飛行狀態，導致姿態超出允許值時，箭上安全系統發出自毀信號，將火箭炸毀在空中。

衍生型號

研發背景

20世紀80年代中期，由于中國經濟建設的快速發展，原第一期衛星通信工程已經不能滿足中國衛星通信事業的需要。為此，1986年2月中國決定開展第二期衛星通信工程，需要與之配套的性能更好的運載火箭。1982年4月到1985年9月，中國航天人相繼提出《長三甲火箭方案論證及運載火箭規劃》《關于長三甲火箭研制方案的報告》等專題技術論證資料。原航天工業部于1985年9月18至19日把長三甲火箭提到議事日程，討論了長三甲火箭技術指標和技術途徑問題。1986年2月28日，原航天工業部向國務院上報了《關于加速發展航天技術的報告》，提出開展長三甲火箭、東方紅三號通信衛星、風云二號氣象衛星、中巴地球資源衛星探測衛星的研制。1986年3月31日，國務院以“國發1986年41號”文件轉批全國各省市、自治區，同意航天工業部提出的“一箭三星”規劃，命名為“862”工程。5月3日，國防科工委發出《關于迅速開展廣播通信衛星工程研制建設工作的通知》，長三甲火箭發射在東方紅三號衛星被根據這些決定，中國航天科技集團公司中國運載火箭技術研究院1986年秋初步組建了長三甲火箭研制隊伍，拉開了長三甲火箭研制工作的序幕。

長征三號甲系列采用“上改下捆、先改后捆”的系列化發展思路。通過改進三子級和捆綁助推器，先后衍生出長征三號甲、長征三號乙、長征三號丙三個型號，統稱為長征三號甲系列，是第一代長征火箭家族里高軌道衛星發射的主力。